RU2465181C2 - Микроструктурная система терморегулирования космического аппарата - Google Patents
Микроструктурная система терморегулирования космического аппарата Download PDFInfo
- Publication number
- RU2465181C2 RU2465181C2 RU2010131967/11A RU2010131967A RU2465181C2 RU 2465181 C2 RU2465181 C2 RU 2465181C2 RU 2010131967/11 A RU2010131967/11 A RU 2010131967/11A RU 2010131967 A RU2010131967 A RU 2010131967A RU 2465181 C2 RU2465181 C2 RU 2465181C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- substrate
- screens
- microstructural
- matrix
- spacecraft
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Mechanical Light Control Or Optical Switches (AREA)
- Blinds (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области космонавтики и касается устройств для изменения теплопередачи, а именно микроструктурных систем, содержащих упругие гибкие деформируемые исполнительные элементы. Микроструктурная система терморегулирования космического аппарата (КА) содержит подложку и движущиеся экраны. Подложка закреплена на поверхности КА или на его составной части. Экраны приходят в движение под действием теплового потока. Движущиеся экраны регулярно расположены над подложкой, выполнены в виде матрицы с упруго-шарнирными кантилеверами, состоящими из параллельных трапециевидных вставок из монокристаллического кремния с ориентацией [100] и соединенными полиимидными прослойками, образованными полиимидной пленкой. Экраны закреплены на элементах крепления на подложке или на неподвижной рамке, жестко закрепленной на элементах крепления подложки. При нагреве или охлаждении экраны одновременно изменяют свое положение в пространстве, начиная движение вверх или вниз под воздействием сильной деформации материалов. Достигается создание эффективной микроструктурной системы терморегулирования КА, функционирующей в широком диапазоне температур (температуре жидкого азота), обеспечение повышения технологичности изделия и характеристик его надежности, устойчивости к циклическим нагрузкам за счет использования экранов, деформируемых под воздействием температуры без использования электронной схемы управления. 5 з.п. ф-лы, 5 ил., 1 табл.
Description
Изобретение относится к области космонавтики, к устройствам для изменения теплопередачи, а именно микроструктурным системам, содержащим упругие гибкие деформируемые исполнительные элементы, и может быть использовано для поддержания теплового режима космического аппарата или его составных частей.
Из уровня техники известна система терморегулирования космических аппаратов, состоящая из движущихся под действием теплового потока экранов - биметаллических пластин, жестко закрепленных одним концом на элементах крепления экранов и свободным концом опирающихся на другие элементы крепления. При изменении температуры биметаллические пластины деформируются и тепловой режим системы терморегулирования изменяется (см. патент на изобретение US 3220647, опубл. 30.11.1965).
Недостатком известного технического решения является недостаточная эффективность функционирования из-за низкого коэффициента заполнения: все элементы конструкции - экраны - биметаллические пластины и элементы крепления экранов выполнены в макроскопических размерах. Кроме того, недостаточная эффективность функционирования обусловлена тем, что в известной конструкции регулирование теплового потока осуществляется только за счет изменяемой теплопроводности биметаллических экранов, свободным концом опирающихся или не опирающихся на другие элементы крепления. Известная конструкция обладает низким быстродействием из-за ее значительной теплоемкости.
Из уровня техники известна терморегулирующая поверхность для космических аппаратов, содержащая структуру движущихся параллельных экранов, выполненных в виде биметаллических стрипов, жестко закрепленных на поверхности подложки. При изменении температуры экраны деформируются и тепловой режим терморегулирующей поверхности изменяется (см. патент на изобретение US 3307783, опубл. 07.03.1967).
Недостатком известного технического решения является недостаточная эффективность функционирования из-за низкого коэффициента заполнения площади поверхности: все элементы конструкции выполнены в макроскопических размерах по технологии механообработки. Кроме того, для конструкции характерно недостаточное быстродействие из-за ее значительной теплоемкости.
Известен электростатически управляемый радиатор для терморегулирования космических аппаратов, включающий подложку, закрепленную на поверхности космического аппарата, экраны, движущиеся под действием теплового потока со светоотражающим покрытием, образующие матрицу, регулярно расположенные над подложкой с зазором, элементы крепления экранов на подложке (см. патент на изобретение US 6899170, опубл. 31.05.2005).
Недостатком известного технического решения является сложность конструкции из-за использования электростатического управления функционированием радиатора для терморегулирования с обратной связью, что приводит к снижению надежности устройства.
Из уровня техники известно микроэлетромеханическое устройство терморегулирования для космического аппарата (см. патент на изобретение US 6538796, опубл. 31.03.2000), которое включает в свой состав подложку, закрепленную на поверхности космического аппарата или его составной части, движущиеся экраны (жалюзи, шторки) со светоотражающим золотым покрытием, образующие матрицу, расположенные над подложкой с зазором элементы крепления и систему тяг, передвигающую экраны над подложкой с помощью электростатических, биметаллических, биморфных актюаторов или актюаторов на эффекте памяти формы. Регулирование температуры осуществляется за счет движения экранов, перекрывающих/открывающих тепловой поток с управляемым изменением отражающей способности системы.
К недостаткам известного технического решения относятся сложность конструкции, которая включает тяги, актюаторы, систему обратной связи;
хрупкость тяг, выполненных из кремниевого материала, что обуславливает недостаточную надежность устройства (в особенности под действием ударных нагрузок). Кроме того, использование системы тяг актюаторов обуславливает низкую эффективность функционирования устройства из-за потери эффективной площади.
Из уровня техники известен электростатически управляемый радиатор для терморегулирования космических аппаратов, включающий подложку, элементы крепления экранов на подложке, экраны, регулярно расположенные над подложкой с фиксированным зазором, образующие матрицу, и имеющие форму гребенки, совершающие возвратно-поступательные движения под действием электростатических приводов. Электростатический радиатор включает в свой состав также электронную схему управления с обратной связью. Терморегулирование поверхности космического аппарата осуществляется за счет изменения излучающей способности поверхности. Когда космический аппарат находится перед Солнцем, экраны закрыты и тепловой поток отражается от поверхности. При необходимости увеличения температуры подложки экраны открывают и тепловой поток поглощается поверхностью подложки (см. Microscopic radiators fly on satellites' "skin". Edward D. Flinn. Aerospace America. №8. 2006. Р.24-25).
К недостаткам известного технического решения относится сложность конструкции, включающей электронную схему управления с системой обратной связи. Электронная схема управления может выходить из строя, например, из-за перегрева, что обуславливает недостаточную надежность электростатически управляемого радиатора.
Из уровня техники известно многослойное терморегулирующее покрытие класса «солнечный отражатель», состоящее из подложки с прозрачным электропроводным покрытием на внешней поверхности и отражающим на тыльной поверхности, выполненное в виде пленки металла с высокой отражательной способностью в интервале длин волн 0,3-2,4 мкм. Прозрачное электропроводное покрытие включает не менее 2-х слоев, причем один из слоев содержит оксид церия, а подложка выполнена из полиимидной пленки. Внешний слой прозрачного электропроводного покрытия может быть выполнен в виде тонкого (~0,05 мкм) прозрачного радиационно стойкого износостойкого слоя (см. патент Российской Федерации на изобретение RU №2269146, опубл. 30.04.2003).
Основным недостатком известного технического решения является низкая эффективность функционирования, связанная с тем, что покрытие имеет недостаточную теплоизоляцию от подложки, что приводит к высокой скорости выравнивания температур покрытия и поверхности КА, нагреву терморегулирующего покрытия за счет дополнительного теплового потока от КА и нагреву поверхности КА от покрытия.
Техническим результатом заявленного изобретения является создание эффективной микроструктурной системы терморегулирования космического аппарата, функционирующей в широком диапазоне температур, в том числе при температуре жидкого азота, конструкция которой обеспечивает повышение технологичности изделия и характеристик его надежности, в том числе устойчивости к циклическим нагрузкам за счет использования экранов, деформируемых под воздействием температуры без использования электронной схемы управления.
Технический результат достигается тем, что микроструктурная система терморегулирования космического аппарата включает:
- подложку, закрепленную на поверхности космического аппарата или на составной части, прикрепленной к космическому аппарату,
- движущиеся под действием теплового потока и регулярно расположенные над подложкой экраны, выполненные в виде матрицы с упругошарнирными кантилеверами, состоящими из параллельных трапециевидных вставок из монокристаллического кремния с ориентацией [100] и соединенными полиимидными прослойками, образованными полиимидной пленкой, при этом экраны, выполненные в виде матрицы с упругошарнирными кантилеверами, закреплены на элементах крепления на подложке или на неподвижной рамке, жестко закрепленной на элементах крепления на подложке.
Элементы крепления на подложке выполнены на основе полимерного композиционного материала с низкой теплопроводностью, содержащего полимерную матрицу и спейсеры.
В предпочтительном варианте, по крайней мере один элемент крепления на подложке выполнен на основе электропроводящего композиционного материала и электропроводящего спейсера для стока электростатического заряда с экранов, выполненных в виде матрицы с упругошарнирными кантилеверами. На поверхности экранов, выполненных в виде матрицы с упругошарнирными кантилеверами, обращенных в космическое пространство, сформировано терморегулирующее светоотражающее покрытие класса «солнечный отражатель». На поверхности подложки, обращенной к экранам, выполненным в виде матрицы с упругошарнирными кантилеверами, сформировано терморегулирующее светоотражающее покрытие класса «солнечный отражатель». На поверхности экранов, выполненных в виде матрицы с упругошарнирными кантилеверами, обращенных к подложке, сформировано терморегулирующее покрытие класса «истинный поглотитель».
Признаки и сущность заявленного изобретения в дальнейшем поясняются чертежами, на которых показано следующее:
Фиг.1 - схематическое изображение микроструктурной системы, где:
а) - вид сверху;
б) - вид с торца;
в) - разрез А-А.
Фиг.2 - схематическое изображение микроструктурной системы.
Фиг.3 - схематическое изображение микроструктурной системы, где:
а) - вид сверху;
б) - разрез А-А;
в) - вид с торца.
На фиг.1, 2 и 3 показано следующее:
1 - подложка - дюралевое основание;
2 - столбики;
3 - клей со спейсерами;
4 - неподвижная рамка;
5 - экраны;
6, 7 - светоотражающее терморегулирующее покрытие класса «солнечный отражатель»;
8 - термосопротивление.
Фиг.4 - фотографии двух образцов микроструктурных систем и дюралевого основания, где:
а) - микроструктурная система со светоотражающим терморегулирующим оптическим покрытием и клеем с плохой теплопроводностью (образец №1);
б) - микроструктурная система со светоотражающим терморегулирующим покрытием и теплопроводным клеем с хорошей теплопроводностью (образец №2);
в) дюралевое основание с термосопротивлением без кремниевой неподвижной рамки (образец №3).
Фиг.5 - схема автоматизированного стенда УВ-1/2 для исследования (испытания) изделий при комплексном воздействии факторов космического пространства, где:
9 - вакуумная камера;
10 - система вакуумной откачки и контроля за вакуумом;
11 - блок имитаторов космического пространства;
12 - электронный ускоритель на 50 кэВ;
13 - протонный ускоритель на 50 кэВ;
14 - система смешения светового пучка имитатора Солнечного излучения;
15 - имитатор Солнечного излучения - источник излучения шаровая ксеноновая лампа (ДКсШРБ-10000);
16 - блок управления имитаторами;
17 - блок измерений.
Микроструктурная система терморегулирования космического аппарата (см. фиг.1, 2, 3) состоит из экранов (жалюзи, лепестков, шторок), закрепленных на кремниевой неподвижной рамке (4) и образующих матрицу, движущихся под действием теплового потока, выполненных в виде тепловых (одноконсольных балочных) микроактюаторов (5) со светоотражающим терморегулирующим покрытием (6), подложки - дюралевого основания (1), со сформированным на ней светоотражающим терморегулирующим покрытием (7), полимерной матрицы двух видов, выполненной на основе полимерного композиционного материала (клея) с низкой теплопроводностью со спейсерами (3), имеющего низкую теплопроводность, и одного соединения с высокой электропроводностью (термосопротивления) (8).
Принцип работы заявленной микроструктурной системы заключается в следующем.
При нагреве или охлаждении экраны, выполненные в виде матрицы с упругошарнирными кантилеверами, состоящими из параллельных трапециевидных вставок из монокристаллического кремния с ориентацией [100] и соединенными полиимидными прослойками, образованными полиимидной пленкой, одновременно изменяют свое положение в пространстве, начиная движение вверх или вниз под воздействием сильной деформации материалов, возникающей из-за разности ТКЛР кремния и полиимида, обеспечивая открывание или закрывание подложки, расположенной под экранами. При нагреве происходит закрывание подложки, а при охлаждении открывание за счет того, что под действием температуры применяемые материалы экранов расширяются по-разному, причем материал с большим ТКЛР деформируется больше, чем материал с низким ТКЛР, что приводит к изгибу экранов. Представленная адаптивная микросистема позволяет обеспечить температурное управление движением экранов, при этом изменяется излучающая способность поверхности подложки.
Образцы (№1 и №2) двух микроструктурных систем терморегулирования космического аппарата (см. фиг.4) состоят из экранов (5) со светоотражающим покрытием (6) из алюминия толщиной 0,1 мкм с коэффициентом отражения Rsотр=97% (в спектральном диапазоне от 280 до 2000 нм), закрепленных на кремниевой неподвижной рамке (4) и образующих матрицу, движущихся под действием теплового потока, выполненных в виде тепловых (одноконсольных биморфных балочных) микроактюаторов, подложки - дюралевого основания (1) со столбиками (2) и встроенным в него термосопротивлением (8) для измерения температуры и сформированным на поверхности оптическим покрытием класса «солнечный отражатель» (7), полимерной матрицы двух видов, выполненных на основе полимерного композиционного материала (клея) со спейсерами (3), имеющего низкую теплопроводность на образце №1 и высокую теплопроводностью на образце №2.
Принцип работы заявленного изобретения основывается на проведенных испытаниях. Объектом испытаний служили опытные образцы микроструктурных систем в количестве 2-х штук (образец №1 и образец №2) и дюралевое основание (образец №3) со столбиками с термосопротивлением без кремниевой рамки с тепловыми экранами. Схематическое изображение микроструктурной системы и фотографии образцов для испытаний представлены на фиг.4.
Дюралевое основание со столбиками с терморезистором внутри (образец №3) использовалось также для проверки влияния воздействия имитатора электромагнитного излучения Солнца в условиях вакуума, на характеристики нагрева (скорость, максимальная температура) в условиях отсутствия какого-либо защитного покрытия в виде рамки с микроструктурной системой экранов с оптическим покрытием.
Испытания проводились на автоматизированном стенде У В-1/2, представленном на фиг.5, предназначенном для исследования объектов при комплексном воздействии факторов космического пространства (ФКП).
Стенд состоит из трех основных частей: вакуумной камеры с системой откачки и контроля за вакуумом, блока имитаторов факторов космического пространства и автоматизированной системы измерения, контроля и управления.
Образцы свободно подвешивали в вакуумной камере автоматизированного стенда, измеряли начальные температуры (22°С), откачивали воздух до давления 3,5×10-4 Па, проводили облучение светом с длиной волны в диапазоне от 0,2 до 2,5 мкм, интенсивностью 1 ЭСО в течение 90 минут до тех пор, пока температура образцов не прекращала подниматься и стабилизировалась в диапазоне от 75°С до 140°С.
При нагреве экраны, выполненные в виде матрицы с упругошарнирными кантилеверами, состоящими из параллельных трапециевидных вставок из монокристаллического кремния с ориентацией [100] и соединенными полиимидными прослойками, образованными полиимидной пленкой, одновременно изменяют свое положение в пространстве, начиная движение вниз под воздействием сильной деформации материалов, возникающей из-за разности температурных коэффициентов линейного расширения (ТКЛР) кремния и полиимида. При этом материал с большим ТКЛР деформируется больше, чем материал с низким ТКЛР, что приводит к изгибу экрана, обеспечивая закрывание подложки - дюралевого основания, причем площадь, перекрываемая экранами при температурном воздействии, изменяется и определяется свойствами структуры экранов.
После того как температура стабилизировалась, прекращали облучение образцов и давали им остыть до комнатной температуры.
Результаты испытаний образцов №1, №2, №3 по определению характеристик нагрева микроструктур при воздействии облучения интенсивностью 1 ЭСО представлены в таблице 1.
В результате проведенных испытаний было выявлено: минимальная температура, до которой нагревалась микроструктурная система из-за воздействия излучения с интенсивностью 1 ЭСО, составила плюс 76°С у образца №1 со светоотражающим покрытием и клеем с плохой теплопроводностью, а максимальная плюс 86°С у образца №3 со светоотражающим покрытием и клеем с хорошей теплопроводностью; дюралевое основание (образец №3) с термосопротивлением внутри без кремниевой рамки и системы экранов нагрелось до плюс 140°С.
Испытания по проверке влияния воздействия имитатора электромагнитного излучения Солнца с интенсивностью 1 ЭСО в условиях вакуума на характеристики нагрева адаптивных микросистем с светоотражающим покрытием показали нижеследующее.
Во-первых, образцы микроструктурных систем №1 и №2 со светоотражающими покрытиями нагреваются до значительно меньших температур 76°С и 86°С соответственно по сравнению с дюралевым основанием, разогреваемым до плюс 140°С. Это связано с тем, что при облучении часть лучистой энергии идет на нагрев системы экранов, а часть отражается от оптического светоотражающего покрытия из алюминия (Rsотр=97%), сформированного на экранах, уменьшая нагрев микроструктурной системы. При нагреве экраны одновременно начинают движение вниз к дюралевому основанию под воздействием сильной деформации, что приводит к изгибу биморфных балок экранов и закрыванию дюралевого основания на 100%, причем площадь, перекрываемая при температурном воздействии, определяется свойствами одноконсольной балочной структуры тепловых экранов и может изменяться.
Во-вторых, образцы микроструктурных систем №1 и №2 со светоотражающими покрытиями и дюралевое основание нагреваются за одно и то же время до максимального значения, достигая равновесного стабильного состояния, при котором не происходит дальнейшего изменения температуры, характеризующегося определенной теплоемкостью самих образцов и видом клеевого соединения (теплопроводное или плохо проводящее тепло),
В-третьих, сравнивая температуру максимального нагрева образцов микроструктурных систем №1 и №2 - плюс 76°С и 86°С соответственно с одинаковыми светоотражающими характеристиками, но с разными свойствами клеевого соединения, можно сделать вывод о том, что различие в 9% между температурой двух систем возникает в связи с плохой тепловой развязкой между дюралевым основанием и кремниевой рамкой с экранами, из-за дополнительного тепла, проходящего через теплопроводное клеевое соединение от нагретой рамки с экранами при воздействии имитатора электромагнитного излучения Солнца с интенсивностью 1 ЭСО в условиях вакуума. Поэтому, обеспечивая минимальный переход тепла от рамки с экранами к дюралевому основанию, можно добиться минимального нагрева АМС.
Таким образом, применение светоотражающего покрытия и улучшенной тепловой развязки приводит к уменьшению нагрева микроструктурных систем примерно на 46% при одинаковых условиях воздействии имитатора электромагнитного излучения Солнца, что дает возможность управлять температурой микроструктурных систем с целью получения заданных тепловых характеристик.
Система функционирует в широком диапазоне температур, в том числе при температуре жидкого азота. Конструкция обеспечивает повышение технологичности изделия и характеристик его надежности, в том числе устойчивости к циклическим нагрузкам. Коэффициент заполнения адаптивной микросистемы составляет 60-70%, типовой размер экрана (1-3)×(2-4) мм, коэффициент отражения 50-60%.
| Таблица 1 | |||
| Время облучения(мин) | Температура нагревающихся и охлаждающих образцов, °С | ||
| Образец №1 со светоотражающим покрытием и клеем с плохой теплопроводностью | Образец №2 со светоотражающим покрытием и теплопроводным клеем | Образец №3 дюралевое основание с термосопротивлением | |
| 5 | 22 | 22 | 23 |
| 10 | 24 | 24 | 25 |
| 15 | 26 | 26 | 27 |
| 20 | 27 | 27 | 31 |
| 25 | 29 | 29 | 36 |
| 30 | 30 | 31 | 40 |
| 35 | 35 | 34 | 44 |
| 40 | 45 | 41 | 58 |
| 45 | 55 | 53 | 72 |
| 50 | 76 | 86 | 98 |
| 55 | 76 | 86 | 140 |
| 60 | 76 | 86 | 140 |
| 65 | 76 | 86 | 140 |
| 70 | 73 | 72 | 139 |
| 75 | 71 | 69 | 138 |
| 80 | 68 | 63 | 134 |
| 85 | 63 | 53 | 126 |
| 90 | 48 | 41 | 107 |
| 95 | 26 | 25 | 83 |
| 100 | 23 | 23 | 23 |
| 105 | 23 | 23 | 23 |
Claims (6)
1. Микроструктурная система терморегулирования космического аппарата, включающая:
подложку, закрепленную на поверхности космического аппарата или на составной части, прикрепленной к космическому аппарату,
движущиеся под действием теплового потока и регулярно расположенные над подложкой экраны, выполненные в виде матрицы с упругошарнирными кантилеверами, состоящими из параллельных трапециевидных вставок из монокристаллического кремния с ориентацией [100] и соединенными полиимидными прослойками, образованными полиимидной пленкой,
при этом экраны, выполненные в виде матрицы с упругошарнирными кантилеверами, закреплены на элементах крепления на подложке или на неподвижной рамке, жестко закрепленной на элементах крепления на подложке.
подложку, закрепленную на поверхности космического аппарата или на составной части, прикрепленной к космическому аппарату,
движущиеся под действием теплового потока и регулярно расположенные над подложкой экраны, выполненные в виде матрицы с упругошарнирными кантилеверами, состоящими из параллельных трапециевидных вставок из монокристаллического кремния с ориентацией [100] и соединенными полиимидными прослойками, образованными полиимидной пленкой,
при этом экраны, выполненные в виде матрицы с упругошарнирными кантилеверами, закреплены на элементах крепления на подложке или на неподвижной рамке, жестко закрепленной на элементах крепления на подложке.
2. Микроструктурная система по п.1, в которой элементы крепления на подложке выполнены на основе полимерного композиционного материала с низкой теплопроводностью, содержащего полимерную матрицу и спейсеры.
3. Микроструктурная система по п.1 или 2, в которой по крайней мере один элемент крепления на подложке выполнен на основе электропроводящего композиционного материала и электропроводящего спейсера для стока электростатического заряда с экранов, выполненных в виде матрицы с упругошарнирными кантилеверами.
4. Микроструктурная система по п.3, в которой на поверхности экранов, выполненных в виде матрицы с упругошарнирными кантилеверами, обращенных в космическое пространство, сформировано терморегулирующее светоотражающее покрытие класса «солнечный отражатель».
5. Микроструктурная система по п.4, в которой на поверхности подложки, обращенной к экранам, выполненным в виде матрицы с упругошарнирными кантилеверами, сформировано терморегулирующее светоотражающее покрытие класса «солнечный отражатель».
6. Микроструктурная система по п.5, в которой на поверхности экранов, выполненных в виде матрицы с упругошарнирными кантилеверами, обращенных к подложке, сформировано терморегулирующее покрытие класса «истинный поглотитель».
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2010131967/11A RU2465181C2 (ru) | 2010-07-29 | 2010-07-29 | Микроструктурная система терморегулирования космического аппарата |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2010131967/11A RU2465181C2 (ru) | 2010-07-29 | 2010-07-29 | Микроструктурная система терморегулирования космического аппарата |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2010131967A RU2010131967A (ru) | 2011-03-10 |
| RU2465181C2 true RU2465181C2 (ru) | 2012-10-27 |
Family
ID=46311009
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2010131967/11A RU2465181C2 (ru) | 2010-07-29 | 2010-07-29 | Микроструктурная система терморегулирования космического аппарата |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2465181C2 (ru) |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2555891C1 (ru) * | 2014-07-22 | 2015-07-10 | Открытое акционерное общество "Российская корпорация ракетно-космического приборостроения и информационных систем" (ОАО "Российские космические системы") | Микроструктурная многослойная экранно-вакуумная изоляция космических аппаратов |
| RU2583532C1 (ru) * | 2015-05-14 | 2016-05-10 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Защитная панель летательного аппарата |
| US10225953B2 (en) | 2014-10-31 | 2019-03-05 | Thermal Corp. | Vehicle thermal management system |
| RU2725947C1 (ru) * | 2020-02-13 | 2020-07-07 | Акционерное общество «Российская корпорация ракетно-космического приборостроения и информационных систем» (АО «Российские космические системы») | Микросистема терморегулирования малых космических аппаратов |
| RU2774867C1 (ru) * | 2021-07-29 | 2022-06-23 | Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" (ПАО "РКК "Энергия") | Термомеханическая система обеспечения теплового режима космического аппарата |
Citations (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2193804C1 (ru) * | 2001-10-22 | 2002-11-27 | Санкт-Петербургский государственный электротехнический университет | Полупроводниковый термомеханический микроактюатор |
| US6538796B1 (en) * | 2000-03-31 | 2003-03-25 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | MEMS device for spacecraft thermal control applications |
| US6978611B1 (en) * | 2003-09-16 | 2005-12-27 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | MEMS closed chamber heat engine and electric generator |
| US6991963B2 (en) * | 2002-12-18 | 2006-01-31 | The Regents Of The University Of California | Electronic unit integrated into a flexible polymer body |
| FR2884602A1 (fr) * | 2005-04-18 | 2006-10-20 | Novatec Sa Sa Soc | Systeme embarque hautement securise pour la mise a feu d'explosifs ou le deploiement d'organes |
| US7228050B1 (en) * | 2002-09-05 | 2007-06-05 | Nanosys, Inc. | Nanocomposites |
| US7568479B2 (en) * | 2007-12-21 | 2009-08-04 | Mario Rabinowitz | Fresnel solar concentrator with internal-swivel and suspended swivel mirrors |
| US7755829B2 (en) * | 2007-07-11 | 2010-07-13 | Ravenbrick Llc | Thermally switched reflective optical shutter |
| US7755049B2 (en) * | 2007-03-20 | 2010-07-13 | Agiltron, Inc. | Tunable microcantilever infrared sensor |
| US7759220B2 (en) * | 2006-04-05 | 2010-07-20 | Silicon Genesis Corporation | Method and structure for fabricating solar cells using a layer transfer process |
-
2010
- 2010-07-29 RU RU2010131967/11A patent/RU2465181C2/ru active
Patent Citations (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6538796B1 (en) * | 2000-03-31 | 2003-03-25 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | MEMS device for spacecraft thermal control applications |
| RU2193804C1 (ru) * | 2001-10-22 | 2002-11-27 | Санкт-Петербургский государственный электротехнический университет | Полупроводниковый термомеханический микроактюатор |
| US7228050B1 (en) * | 2002-09-05 | 2007-06-05 | Nanosys, Inc. | Nanocomposites |
| US6991963B2 (en) * | 2002-12-18 | 2006-01-31 | The Regents Of The University Of California | Electronic unit integrated into a flexible polymer body |
| US6978611B1 (en) * | 2003-09-16 | 2005-12-27 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | MEMS closed chamber heat engine and electric generator |
| FR2884602A1 (fr) * | 2005-04-18 | 2006-10-20 | Novatec Sa Sa Soc | Systeme embarque hautement securise pour la mise a feu d'explosifs ou le deploiement d'organes |
| US7759220B2 (en) * | 2006-04-05 | 2010-07-20 | Silicon Genesis Corporation | Method and structure for fabricating solar cells using a layer transfer process |
| US7755049B2 (en) * | 2007-03-20 | 2010-07-13 | Agiltron, Inc. | Tunable microcantilever infrared sensor |
| US7755829B2 (en) * | 2007-07-11 | 2010-07-13 | Ravenbrick Llc | Thermally switched reflective optical shutter |
| US7568479B2 (en) * | 2007-12-21 | 2009-08-04 | Mario Rabinowitz | Fresnel solar concentrator with internal-swivel and suspended swivel mirrors |
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2555891C1 (ru) * | 2014-07-22 | 2015-07-10 | Открытое акционерное общество "Российская корпорация ракетно-космического приборостроения и информационных систем" (ОАО "Российские космические системы") | Микроструктурная многослойная экранно-вакуумная изоляция космических аппаратов |
| US10225953B2 (en) | 2014-10-31 | 2019-03-05 | Thermal Corp. | Vehicle thermal management system |
| US10932392B2 (en) | 2014-10-31 | 2021-02-23 | Aavid Thermal Corp. | Vehicle thermal management system |
| RU2583532C1 (ru) * | 2015-05-14 | 2016-05-10 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Защитная панель летательного аппарата |
| RU2725947C1 (ru) * | 2020-02-13 | 2020-07-07 | Акционерное общество «Российская корпорация ракетно-космического приборостроения и информационных систем» (АО «Российские космические системы») | Микросистема терморегулирования малых космических аппаратов |
| RU2774867C1 (ru) * | 2021-07-29 | 2022-06-23 | Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" (ПАО "РКК "Энергия") | Термомеханическая система обеспечения теплового режима космического аппарата |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2010131967A (ru) | 2011-03-10 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2465181C2 (ru) | Микроструктурная система терморегулирования космического аппарата | |
| Evans | Design and testing of the CubeSat form factor thermal control louvers | |
| Cheah et al. | Development of 4D-printed shape memory polymer large-stroke XY micropositioning stages | |
| Cao et al. | Variable emissivity surfaces for micro and Nano-satellites | |
| Tsukamoto et al. | High spatial, temporal and temperature resolution thermal imaging method using Eu (TTA) 3 temperature sensitive paint | |
| RU2449263C1 (ru) | Устройство и способ контроля лучистых потоков при наземных тепловакуумных испытаниях космических объектов | |
| RU2774867C1 (ru) | Термомеханическая система обеспечения теплового режима космического аппарата | |
| Cannon | Passively actuated, triangular radiator fin array | |
| KR102184659B1 (ko) | 우주 환경 시험용 항온 유지 장치 | |
| RU2725947C1 (ru) | Микросистема терморегулирования малых космических аппаратов | |
| Matovic et al. | Space flower: The bionic system for satellite thermal regulation | |
| Li et al. | Thermal analysis of a 1.8 m solar telescope mechanical structure | |
| Akizuki et al. | Development and Testing of Re-Deployable Radiator for Deep Space Exploration Technology Demonstrator, DESTINY+ | |
| Spanoudakis et al. | COOLER: a louvered, passive radiator for Cubesats | |
| Akizuki et al. | Development and Testing of a Lightweight Thermal Louver with Single Crystal Shape Memory Alloy | |
| Brown | Technology Developments for FIR Bolometric Detector Focal Plane Assemblies | |
| Cannon et al. | Passively Actuated Triangular Fin Array for CubeSat Thermal Control | |
| JP7339349B2 (ja) | 熱制御材料 | |
| Weiyi et al. | Design of a thermal control device suitable for airborne remote sensors | |
| Deng et al. | Fabrication and static calibration of double-layer thermal film sensor for fluid wall shear stress measurement | |
| US11993405B2 (en) | Thermal control material | |
| US3519490A (en) | High temperature thermal control foil shutter | |
| Enya et al. | A micro electrical mechanical systems (MEMS)-based cryogenic deformable mirror | |
| Blumenfeld et al. | Thermal design for high-temperature high-irradiance testing of space solar panel components | |
| Matovic et al. | Variable Emissivity Surfaces for Micro and Nanosatellites |